RU46307U1 - Система управления расходом топлива двухрежимного двигателя - Google Patents

Abstract

Полезная модель относится к машиностроению, а именно к средствам автоматизированного управления расходом топлива двухрежимного прямоточного воздушно-реактивного двигателя, которая может быть реализована при проведении экспериментальных исследований, а также послужить основой при разработке полномасштабных двигателей такого типа. Для этой цели в связи со сложностью алгоритмов управления многоконтурными объектами и для интеграционной задачи комплексного управления двигателем в системе летательного аппарата предлагается применить комбинированную электронно-пневматическую систему управления, в которой все логические и вычислительные операции осуществляются в ЭВМ, а ее команды выполняются на пневматических средствах. В состав САУ двигателя входят: ЭВМ, вытеснительная система подачи топлива, регулятор расхода топлива на входе в систему охлаждения, регулятор давления топлива на выходе из системы охлаждения. В качестве параметров управления расходом топлива в двигатель применяются отношения статических давлений в характерных сечениях тракта камеры сгорания к статическому давлению на поверхности торможения воздухозаборника.

Description

Полезная модель относится к области машиностроения, а именно к средствам автоматического управления расходом углеводородного топлива, в том числе эндотермического и водорода на двухрежимных прямоточных воздушно-реактивных двигателях (ПВРД), применяемых в настоящее время в плане экспериментальных исследований. Модель может послужить основой при разработке полномасштабных двигателей. Модель может быть полезна в общепромышленной технике при задачах подобного характера.

Известен патент США за №3690100, опубликованный в 1972 г, где наряду со схемой комбинированного ВРД рассматривается система регулирования двигателя, работающего на эндотермического топливе, для до и сверхзвуковых скоростей полета в диапазоне M_н=4 - 10. В системе используется энергия торможения потока воздуха для подогрева топлива в теплообменнике, расположенном в канале воздухозаборника. Часть нагретого топлива поступает на турбину компрессора и насоса, а другая часть топлива непосредственно в камеру сгорания. Расход топлива через теплообменник регулируется в широких пределах с помощью насоса и клапанного устройства. Схема сложна и требует контроля за температурой и ее регулирования.

Наиболее близкая схема к предлагаемой системе автоматического управления (САУ) расходом топлива является система, представленная патентом США №3037350 с1. 60-39.28, где рассматривается программная замкнутая система управления расходом топлива прямоточного воздушно реактивного двигателя (ПВРД) по величине коэффициента избытка воздуха. Противопоставленная схема содержит регулятор расхода топлива, электронно-вычислительную машину (ЭВМ), систему подачи топлива. В качестве параметра регулирования используется комплекс зависящий от числа Маха полета и угла атаки летательного аппарата. В схеме предусматривается применение электронного блока (ЭВМ) для вычислительных и логических операций, а дозирование топлива в камеру сгорания (КС) осуществляется по командным рабочим сигналам от ЭВМ с помощью гидромеханической части регулятора. При работе двигателя на гиперзвуковых скоростях набегающего потока использование указанного параметра регулирования практически невозможно из-за очень высокой температуры воздушного потока воздуха. По этой же причине применение гидромеханического регулятора расхода топлива связано со значительными эксплуатационными трудностями, связанными с необходимостью специального охлаждения регулятора. Кроме этого при горении топлива в сверхзвуковом потоке регулирование работы двигателя по величине полного давления Р*_к практически не оправдано. К тому же в указанной схеме регулирования не рассматривается система охлаждения КС.

Предлагаемая авторами комбинированная САУ расходом топлива отличается от прототипа тем, что в ней с целью улучшения эксплуатационных характеристик кроме регулятора расхода топлива на входе в систему охлаждения (СО) применен регулятор давления топлива на выходе из СО, способный работать в условиях высоких температур окружающей и рабочей среды. Оба регулятора управляются ЭВМ. САУ включает в себя также систему подачи топлива, содержащую баллон с инертным газом или воздухом, поршневую емкость с топливом, сообщающуюся с регулятором расхода топлива на входе в СО и регулятором давления топлива на выходе из СО. В САУ все логические и вычислительные операции возлагаются на бортовую ЭВМ, размещаемую в термостабилизированном контейнере вместе с входными и выходными преобразователями. Исполнение команд ЭВМ осуществляется пневматическими устройствами, способными работать в условиях высоких температур. Применение ЭВМ определяется перспективными интеграционными задачами управления многоконтурными объектами с их сложными алгоритмами, требующими большой памяти и быстродействия. Регулирование расхода топлива (в

том числе и эндотермического), поступающего в КС, обеспечивается предварительным использованием его в системе охлаждения.

Предлагаемая система решает задачи формирования программ регулирования расхода топлива в двигатель и обеспечения необходимого уровня давления топлива на выходе из системы охлаждения.

Технический результат при решении поставленной задачи связан с обеспечением надежной работы САУ в условиях высоких температур окружающей и рабочей среды, а также обеспечением эксплуатационных расчетных нагрузок в конструкции СО.

Технический результат обеспечивается тем, что система управления расходом топлива двухрежимного двигателя с воздухозаборником, камерой сгорания и системой охлаждения, содержит электронно-вычислительную машину (ЭВМ), блок вытеснительной системы подачи топлива, регулятор расхода топлива на входе в систему охлаждения, при этом на выходе из системы охлаждения установлен регулятор давления топлива. Блок вытеснительной системы подачи топлива содержит баллон с инертным газом или воздухом, поршневую емкость с топливом и сообщается с регулятором расхода топлива на входе в систему охлаждения и с регулятором давления топлива на выходе из системы охлаждения и электрически подключен к ЭВМ, причем регулятор расхода топлива на входе в систему охлаждения содержит электрически соединенную с ЭВМ дроссельную заслонку, пневматически воздействующую на поршень, связанный через зубчато-реечную передачу с шаровым краном, а регулятор давления топлива на выходе из системы охлаждения, управляемый ЭВМ в цифровом коде, содержит электромагнитные клапана, преобразующие электрические сигналы от ЭВМ в пневматические, поступающие в высокотемпературный блок сравнения с графитовыми мембранами и дозирующими дросселями.

Предлагаемая САУ поясняется следующими фигурами.

- На фиг.1 представлена общая схема САУ.

- На фиг.2 представлена блок-схема вытеснительной системы подачи топлива.

- На фиг.3 показана схема регулятора расхода топлива на входе в систему охлаждения.

- На фиг.4 показана схема регулятора давления топлива на выходе из системы охлаждения.

- На фиг.5 представлена зависимость изменения параметра управления Р=Р_кс/Р_вз от величины Маха полета при программно-замкнутом способе регулирования.

- На фиг.6 представлена зависимость расхода топлива от величины Маха полета при программной схеме управления.

- На фиг.7 представлена ориентировочная зависимость изменения давления топлива на выходе из системы охлаждения от Маха полета.

- На фиг.8 отражена зависимость относительного изменения расхода топлива от перепада давления между давлениями на поверхности торможения воздухозаборника и давления в его горле.

- На фиг.9 представлено изменение расхода топлива от величины разности температур предельной и фактической.

В соответствии с общей схемой фиг.1 в состав САУ двигателя 1 с КС 2, с ее системой охлаждения (СО) 3, воздухозаборником (ВЗ) 4, реактивным соплом 5 входят ЭВМ 6, блок 7 вытеснительной системы подачи топлива, регулятор 8 расхода топлива на входе в СО, регулятор 9 давления на выходе из СО, магистраль 10 подачи топлива из вытеснительной системы к регулятору 8 расхода, магистрали 11 подачи топлива от регулятора 8 расхода в СО 3, магистрали 12 подачи топлива из СО 3 к регулятору 9 давления, магистрали 13 подачи топлива от регулятора давления в КС, общая шина 14 измеряемых параметров, электрическая шина 15 кодовых сигналов к цифровому регулятору 9 давления, шина 16 передачи командного сигнала к регулятору 8 расхода топлива, шина 17 блока 7 управления вытеснительной системой подачи топлива. Позиции 18-21 отражают выходные измеряемые параметры регулирования и диагностики - давления 18 Р_кс на выходе из КС, давления 19 Р_со на выходе из СО, давлений 20 Р_вз и Р_г на поверхности торможения и в горле воздухозаборника соответственно, параметры 21 (давлений и температуры Р_АК1, Р_АК2,, Т_АК) в вытеснительной системе подачи топлива. Позиция 22 отражает параметры воздуха в канале ВЗ 4 в зависимости от параметров потока воздуха. Позиция 23 отражает расход топлива, сбрасываемого в реактивное сопло 5 (в зависимости от вида топлива).

На схеме фиг.1 также показан блок 24 системы автоматического управления летательного аппарата (ЛА) с шиной 25 для передачи входного сигнала обратной связи от ЭВМ САУ двигателя и шиной 26 для передачи выходного сигнала к ЭВМ САУ двигателя. Блок ЭВМ 6 содержит входной и выходной преобразователи:

аналогово-цифровой преобразователь (АЦП) 27 и цифро-аналоговый преобразователь

(ЦАП) 28. В связи с эксплуатационной необходимостью бортовая ЭВМ САУ двигателя размещается в термостабилизированном контейнере 29.

В блок 7 вытеснительной системы подачи топлива (фиг.2) входят шар-баллон 30, заполненный инертным газом или воздухом (в зависимости от применяемого топлива) под давлением 30 - 50 МПа, запорный кран 31 с редуктором 32, емкость 33 с топливом, вытесняемым поршневой системой 34 через кран 35 и магистраль 10 к регулятору 8. В магистрали 10 устанавливается датчик 36 расхода топлива с измеряемыми параметрами 21 давлений Р_АК1, Р_АК2 и температуры Т_АК. Схема регулятора 8 (фиг.3) выбрана в связи с необходимостью существенного изменения его динамической характеристики при подборе их для обеспечения устойчивой работы САУ при наличии в ней еще одного регулятора 9 давления топлива на выходе СО. Дозирующим органом регулятора 8 является шаровой кран 37, в котором величина расхода топлива изменяется в зависимости от величины проходной площади 38 при повороте крана 37 шестеренным колесом 39, сцепленным с рейкой 40, перемещаемой поршнем 41. Перемещение поршня 41 осуществляется в результате возникающего перепада давления воздуха (жидкости) в полостях 42 и 43 при отклонении заслонки 44 от своего нейтрального положения под действием электрического сигнала, поступающего на клеммы 45 от управляющей ЭВМ 6. При отклонении заслонки 44 от своего нейтрального положения изменяются проходные площади дросселей 46 и 47, что вызывает изменение давлений в полостях 42 и 43 при наличии в пневматическом (гидравлическом) контуре дросселей 48 и 49, запитываемых воздухом или жидкостью (топливом) с необходимым уровнем давления для преодоления гидродинамических сил и моментов на кране 40.

В схеме регулятора 9 давления топлива на выходе СО (фиг.4) имеются два блока: блок 50 преобразования электрических кодовых цифровых сигналов от ЭВМ 6 и блок 51 сравнения, с помощью которого обеспечивается задаваемый уровень давления на выходе СО Р_СО,_вых , поступающего по магистрали 52. Блок 50 преобразования и блок 51 сравнения состоят из однотипных элементов. Количество этих элементов определяется выбранной разрядностью управления ЭВМ 6. В блоке 51 сравнения дозирующие дроссели 53 отличаются друг от друга размерами своих проходных сечений в соответствии с выбранным кодом ступенчатости последующих разрядов.

Элементы блока 50 преобразователя содержат в своем корпусе 54 стержень 55 с иглами 56 и 57 двустороннего действия с пружиной 58 и электрической обмоткой 59, электрически связанной клеммами 60 с управляющей машиной ЭВМ 6. Игла 56

открывает или закрывает седло 61. Игла 57 открывает или закрывает седло 62. Канал 63 связывает полость 64 через редуктор 65 и кран 66 с шар-баллоном 30, содержащим нейтральный газ или воздух под давлением. Канал 67 связывает полость 68 с атмосферным воздухом.

Элементы блока 51 сравнения содержат в корпусе 69 дозирующие дроссели 53 с разными размерами проходных сечений в каждом разряде, запорные летающие мембраны 70, которые открывают или закрывают седло 71, разделительный сильфон 72, ограничительные стаканы 73 и 74, предотвращающие боковые деформации сильфонов 72 при большом перепаде давлений на внешней и внутренних их сторонах. Крышка 75 с отверстием 76 связывает внутреннюю полость 77 сильфонов 72 с отверстиями седел 61 и 62 в корпусе 54 блока 50.

Команда управления блоком 50 задается ЭВМ 6 и передается по электрической шине 15 на клеммы 60 блока 50, размещенным в холодной части системы с температурой Т <350°С. Давление воздуха или нейтрального газа, поступающего по магистрали 63 во внутреннюю полость сильфона 77 должно быть больше давления топлива, поступающего из системы охлаждения к блоку 51 сравнения, который может размещаться в горячей части САУ двигателя. Постоянное давление по магистрали 63 обеспечивается редуктором 65. При работе регулятора его погрешность зависит от уровня назначаемого перепада давления на мембране 70, а также от величины расхода топлива на наименьшем разряде системы. Связь между блоком 50 и блоком 51 сравнения осуществляется пневматической шиной 78. Позиция 79 показывает магистраль подачи топлива к двигателю 1.

САУ выполняет следующие основные задачи:

- формирует программы регулирования расхода топлива в двигатель и управляет работой регулятора 8 с одновременным обеспечением необходимого расхода в СО;

- формирует параметры управления в виде отношения статических давлений в характерных сечениях тракта КС к давлению воздуха на поверхности торможения ВЗ =Р_кс/Р_вз использовании программно-замкнутого способа регулирования (фиг.5). САУ регистрирует соответствие измеренного 80 параметра регулирования =Р_кс/Р_вз с заданным значением 81 программой этого же параметра;

- обеспечивает выполнение альтернативного программного регулирования расхода 82 топлива по числу Маха полета с коррекцией по параметрам воздушного потока по траектории полета ЛА (фиг.6);

- регулирует расход топлива в дозвуковом и сверхзвуковом потоках воздуха в КС с соответствующей перестройкой программы работы двигателя;

- обеспечивает (при выполнении программы исследований) переключение управления работой двигателя с программно-замкнутого способа регулирования расхода топлива по величине Р=Р_кс/Р_вз на программный по величине М_н полета;

- осуществляет при обоих способах регулирования коррекцию работы САУ по углам атаки и скольжения ЛА. При программном способе коррекция выполняется по давлению и температуре атмосферного воздуха;

- при использовании углеводородного эндотермического топлива (типа РТ, Т-15 и др.) обеспечивает режим работы СО с термодеструкцией топлива, при этом давление 83 на выходе СО поддерживается на уровне критического давления, обеспечивая отсутствие нестационарных (пульсационных) режимов течения в топливном тракте и нерасчетных нагрузок на элементы конструкции (фиг.7);

- при переходе с режима горения топлива в дозвуковом потоке на сверхзвуковой (и обратно) обеспечивает изменение мест подачи топлива по тракту КС или необходимые изменения расхода топлива в коллекторе подачи топлива;

- при тепловом запирании КС и появлении "выбитой волны" в канале воздухозаборника обеспечивает сокращение (или отключение) 84 подачи топлива в КС по сигналу ΔР=Р_г - Р_вз > 0, где Р_г - давление в горле воздухозаборника, Р_вз - давление на поверхности торможения воздухозаборника (фиг.8);

- при перегреве охлаждаемых стенок тракта двигателя выше предельного значения, когда ΔТ_w=Т_{w пред} - Т_w <0, увеличивает расход 85 топлива с одновременной подачей команды от САУ двигателя САУ ЛА на недопустимость дальнейшего увеличение скорости полета (фиг.9);

- сбор данных измерений параметров САУ и элементов двигателя, поступающих в аналогово-цифровой преобразователь (АЦП) 28;

- выдачу команд от ЭВМ в цифро-аналоговый преобразователь (ЦАП) 29, с

последующей передачей их регуляторам расхода 8 и давления 9, а также к

вытеснительной системе подачи 7 по каналу 17. САУ расходом топлива в КС и СО работает следующим образом.

Топливо поступает к регулятору 8 расхода топлива из блока 7 вытеснительной системы подачи под постоянным давлением, соответствующим настройке редуктора 32. На пути движения топлива к регулятору 8 по магистрали 10 оно проходит через контрольный расходомер 36 с оценкой расхода в ЭВМ 6 по измеряемым параметрам 21 в виде давлений P_АК1 и Р_АК2 и температуре топлива так.- Расходомер необходим при программном регулировании по величине Маха полета. При их несоответствии выше допустимой погрешности по сигналу рассогласования ДР (фиг.5), определяемого в ЭВМ 6, и выдаваемой ЭВМ команде в виде электрического сигнала на клеммы 45 заслонка 44 отклоняется от своего нейтрального положения. При этом создается перепад давлений в полостях 42 и 43, который вызывает перемещение рейки 40 с поворотом шестеренного колеса 39 и шарового крана 37, увеличивая или уменьшая проходное сечение 38 с соответствующим изменением расхода топлива в зависимости от знака рассогласования.

Жидкое топливо, поступая в СО, полностью газифицируется, при этом для предупреждения появления пульсационных режимов течения в топливных каналах СО и нерасчетных давлений вступает в работу регулятор 9 давления. При выбранной схеме работа регулятора 9 давления базируется на следующем принципе. При отсутствии напряжения на обмотке 60 электромагнитных клапанов игла 57 держит отверстие 62 открытым, а игла 56 держит отверстие 61 закрытым. В результате мембрана 70 при давлении воздуха или нейтрального газа, поступающего через редуктор 65 от шар-баллона 30 под постоянным давлением, большем задаваемого давления на выходе из системы охлаждения КС держит отверстие 71 под мембраной 70 закрытым, не позволяя топливу проходить через дозирующий дроссель 53 к коллекторам и форсункам КС. При появлении электрического сигнала от ЭВМ 6 на клеммах 60 обмотках электромагнитных клапанов, игла 57 закрывает отверстие 62, а игла 56 открывает отверстие 61. При этом мембрана 70 вследствие падения давления во внутренней полости 77 сильфона 72 до атмосферного открывает проход топливу через дозирующий дроссель 53 к магистрали 79 к коллектору и форсункам КС.

Размер проходного сечения дозирующего дросселя для каждого разряда определяется, как было указано ранее, в соответствии с выбранной ступенчатостью расхода топлива ΔG_т на каждом разряде с учетом погрешности 5. Потребное же число дискретных величин расхода во всем диапазоне управления соответствуют выражению N=(G_т,_max - G_т,_min) ΔG_т. Минимальный расход топлива определяется наименьшим разрядом, максимальный расход соответствует включению в работу всех разрядов регулятора.

Величина проходного сечения дозирующих дросселей 53 при задаваемых программой расходах газифицированного топлива на каждом разряде определяется следующими зависимостями:

при критическом и сверхкритическом перепадах на дросселях 53, когда

при докритическом перепаде на дросселях 53, когда Р_ф/Р_совых > πкр(k)

где μ - коэффициент расхода, f- проходное сечение дозирующего дросселя 53, k - показатель адиабаты газифицированного топлива (k=1.03 - 1.07), π_кр(10 -величина критического перепада давлений, Р_ф - давление за дозирующим дросселем 53.

Мембрана 70 для обеспечения высокой надежности работы регулятора давления, исключающего спекание при высоких температурах контактных поверхностей мембраны и седла, изготавливается из армированного графита.

Claims (1)

1. Система управления расходом топлива двухрежимного двигателя с воздухозаборником, камерой сгорания и системой охлаждения, содержащая электронно-вычислительную машину (ЭВМ), блок вытеснительной системы подачи топлива, регулятор расхода топлива на входе в систему охлаждения, отличающаяся тем, что на выходе из системы охлаждения установлен регулятор давления топлива, блок вытеснительной системы подачи топлива содержит баллон с инертным газом или воздухом, поршневую емкость с топливом и сообщается с регулятором расхода топлива на входе в систему охлаждения и с регулятором давления топлива на выходе из системы охлаждения и электрически подключен к ЭВМ, причем регулятор расхода топлива на входе в систему охлаждения содержит электрически соединенную с ЭВМ дроссельную заслонку, пневматически воздействующую на поршень, связанный через зубчато-реечную передачу с шаровым краном, а регулятор давления топлива на выходе из системы охлаждения, управляемый ЭВМ в цифровом коде, содержит электромагнитные клапана, преобразующие электрические сигналы от ЭВМ в пневматические, поступающие в высокотемпературный блок сравнения с графитовыми мембранами и дозирующими дросселями.